EP2419795A1 - System und verfahren zur bestimmung von lokalen beschleunigungen, dynamischen lastverteilungen und aerodynamischen daten bei einem luftfahrzeug - Google Patents

System und verfahren zur bestimmung von lokalen beschleunigungen, dynamischen lastverteilungen und aerodynamischen daten bei einem luftfahrzeug

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Publication number
EP2419795A1
EP2419795A1 EP10710254A EP10710254A EP2419795A1 EP 2419795 A1 EP2419795 A1 EP 2419795A1 EP 10710254 A EP10710254 A EP 10710254A EP 10710254 A EP10710254 A EP 10710254A EP 2419795 A1 EP2419795 A1 EP 2419795A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
aircraft
aerodynamic
data
parameters
accelerations
Prior art date
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Granted
Application number
EP10710254A
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English (en)
French (fr)
Other versions
EP2419795B1 (de
Inventor
Michael Kordt
Marianne Jacoba Reijerkerk
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations GmbH
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations GmbH filed Critical Airbus Operations GmbH
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Application granted granted Critical
Publication of EP2419795B1 publication Critical patent/EP2419795B1/de
Not-in-force legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B13/00—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
    • G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
    • G05B13/04—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators

Definitions

  • the invention relates to a system and a method for the integrated determination of local accelerations (as an indicator of comfort and passenger safety), dynamic load distributions and aerodynamic data in an aircraft, in particular in an aircraft, during the flight.
  • Aircraft such as airplanes or helicopters
  • Aircraft are exposed to various forces during their flight.
  • Important influencing factors are the buoyancy forces generated by the wings, the aerodynamic resistance of the aircraft, the weight force or gravity acting on the center of gravity of the aircraft, the system forces, e.g. The thrust generated by the drive system or the control forces generated by the control surfaces of the aircraft or by the onboard or drive systems and the torques caused by the respective forces.
  • the system forces e.g. The thrust generated by the drive system or the control forces generated by the control surfaces of the aircraft or by the onboard or drive systems and the torques caused by the respective forces.
  • the total power balance also the local and global mass properties, structural damping and stiffness of the aircraft components or of the entire aircraft play a role. at
  • equation systems can be used which are relatively complex due to the large number of relationships between aeroelastic and flight-mechanistic motion variables.
  • Conventional simulation systems for simulating the behavior of aircraft are based on largely linear models of structural dynamics, stationary and in-stationary aerodynamics, aeroelasticity and flight mechanics.
  • Wind gusts etc. determined from a flight test record.
  • This flight test record is a stored time history of control inputs and characteristics of the resulting flight dynamics of the aircraft. The knowledge of such aerodynamic coefficients is for the generation of
  • Simulation models required, for example, to determine the structural loads and local accelerations of an aircraft and thus for dimensioning and comfort optimization of the aircraft can be used. Furthermore, these simulation models can be used for stability and comfort analyzes, for the investigation of flight characteristics or for the design of flight controllers.
  • the method according to the present invention and the method described in DE 10 2005 058 081 A1 can be combined by identifying the aerodynamic data together with the structural loads in the best possible way with the method according to the present invention and with this model a physical observer for the system DE 10 2005 058 081 Al is constructed, with minimal validation effort in the production aircraft for
  • Structural load monitoring can be used.
  • the invention provides a system for the integrated determination of aerodynamic data and dynamic load distributions in an aircraft during flight with:
  • Sensors for the direct or indirect detection of aerodynamic parameters of the aircraft and a calculation unit that calculates the aerodynamic data and the dynamic load distributions of the aircraft based on the aircraft's aerodynamic parameters, based on a non-linear simulation model of the aircraft.
  • Load distribution on an aircraft enables both aircraft design optimization and targeted pilot training to avoid peak loads in extreme flight situations or flight maneuvers, reduce fatigue loads on the aircraft, and avoid vibration-critical conditions. Furthermore, the aircraft can be optimized or the pilot trained in such a way that a reduction of acceleration forces throughout the cabin area for increasing the passenger and crew safety and passenger comfort is achieved.
  • Pilot pilots and the flight test, telemetry and development engineers the advantage that the effort in the flight testing of an aircraft to release a permitted flight range can be minimized.
  • these data describe an interaction between the structure of the aircraft and the surrounding flow.
  • These aerodynamic data include local and global forces and moments.
  • the large number of different measured variables or the aerodynamic parameters form a parameter vector.
  • the sensory detection of an aerodynamic parameter of the parameter vector can be done either directly or indirectly.
  • indirect detection the respective aerodynamic parameter is calculated by means of a predetermined equation system from other sensory measured variables.
  • FIG. 1 Coordinate systems of a nonlinear simulation model of a method used in the method according to the invention
  • Figure 2 is a block diagram of a possible
  • FIG 3 is a simple flowchart of a possible
  • Figure 4 is a diagram for explaining the method according to the invention. characters
  • 5A, 5B are diagrams for explaining the nonlinear simulation model of an aircraft underlying the system according to the invention.
  • FIGS. 6A, 6B, 6C, 6D show special cases of the nonlinear simulation model on which the system according to the invention is based;
  • FIGS 7 and 8 an example of possible outputs of the system according to the invention.
  • Flight mechanics describes the behavior of an aircraft moving in the atmosphere using aerodynamics.
  • the flight mechanics describes the behavior of the entire system or the aircraft, wherein a position, attitude and flight speed of a missile is calculated at any time. This is done with the help of equations of motion, which form an equation system of coupled differential equations. Due to maneuvers and air turbulence maneuver loads and structural loads occur on an aircraft. Maneuver loads can be described using non-linear equations of motion and are based on databases that specify aerodynamic forces. In particular, for large aircraft must be in addition to nonlinear
  • the specific force is a measure of the
  • Acceleration impression of the pilot according to size and direction and is defined as the ratio of the resulting external force to the aircraft mass.
  • the earth serves as an inertial system, defining an earth-fixed coordinate system F E , in which the z-axis points in the direction of the center of the earth.
  • the x- and y-axes are selected such that a legal system is created.
  • the axbox can z. B. are aligned to the magnetic north point.
  • F B body-fixed coordinate system
  • the inertial tensor is constant.
  • the main axis system is placed so that the x-axis points in the direction of the longitudinal axis of the aircraft and the z-axis perpendicular to it downwards. Cy is chosen to create a legal system. If the stability axes are selected, the x-axis points in the direction of the airspeed. The other two axes are defined analogously to the main axes.
  • the essential variables and the relative position of the flight and earth-fixed coordinate system are shown in FIG. 1.
  • an aerodynamic coordinate system F A is chosen whose origin also lies in the center of gravity C of the aircraft.
  • the x-axis of this coordinate system lies in the direction of the negative flow velocity, the z-axis in the direction of the negative buoyancy.
  • the y-axis is chosen analogously to the previous considerations.
  • This coordinate system is obtained by rotating the body-fixed main axis system by an angle of attack a about its y-axis and then by a sliding angle ⁇ about the z-axis.
  • the aerodynamic Coordinate system F A is body-fixed only in stationary flight states of the aircraft.
  • the subscript indicates the coordinate system in which the vectors are displayed. You get z. B. the vector in the fixed earth coordinate system F E from the vector shown in body-fixed coordinates vector with: To simplify the notation, the index B 1 is omitted if not absolutely necessary. The speed must also be distinguished between wind and calm. Generally with the speed addition law applies:
  • the superscript specifies the frame of reference by which the respective velocities are measured. is the wind speed that can be assumed to be zero. Thus, the amounts in both frames are the same and the superscript can be omitted.
  • the resulting force consists of the aerodynamic force R and the weight together.
  • equation (24) can be formulated for all modes.
  • the equation of state can be formulated:
  • the external forces acting on an aircraft are, in addition to the weight, the aerodynamic forces buoyancy and resistance as well as the thrust.
  • the point of attack of the lift is in the so-called neutral point, which is different from the center of gravity. This creates moments.
  • the resulting forces are in one
  • Vector R which summarizes moments in a vector Q. Buoyancy and resistance are caused by the relative movement of
  • additional control surfaces, spoilers, spoilers, canards are used, which are referred to below as ⁇ c .
  • the angles of the control surfaces are combined together with the thrust ⁇ F in a control vector c.
  • the aerodynamic effects are based on nonlinear relationships. They can be described by Taylor series, which are broken off after a certain order.
  • the coefficients of the second and third order terms are one to two orders of magnitude below the first order coefficients. If the angle of attack remains below 10 °, the terms of higher order can be neglected.
  • the starting point of the linear approach is a stationary flight state. The speeds and rates as well as forces and moments are split into a stationary term and a disturbance term:
  • the horizontal symmetrical straight flight can be selected.
  • V and ⁇ in equation (31) describe the influence of the elastic modes on the aerodynamics. They are each vectors of length k, where k is the number of elastic modes.
  • the c indexed derivatives are also vectors that describe the influence of the control variables. Its dimension is equal to the number of control variables.
  • Equations (33) and (34) are denoted by the following abbreviations:
  • the matrices A n and B ⁇ x are obtained by respectively replacing the index ⁇ in the matrix A 12 by v or c.
  • the matrices C 3 and D are obtained by replacing the indices ⁇ by respectively v and c.
  • H and It [X 1 ) are:
  • the nonlinear simulation model described in equation (33) contains an effectiveness matrix F_ which takes into account the nonlinear properties of system quantities.
  • the effectiveness matrix F_ is given in equation (42).
  • the equation system is shown clearly in the diagram of FIG. 5A.
  • the equation system illustrated in FIG. 5A comprises a dynamic simulation model consisting of linear differential equations which is extended by an efficiency matrix F which is multiplied by a nonlinearity vector g ⁇ x, x, p, t).
  • the vector x forms a hyper-motion vector of the aircraft.
  • the second time derivative x of the hyper-motion vector x is multiplied by an expanded mass matrix M and by the product of the first time derivative x of the hyper-motion vector x and an expanded damping matrix D and the product of a Stiffness matrix K and the hyper-motion vector x and with the product of the
  • the mass matrix M, the damping matrix D and the stiffness matrix K are expanded matrices which, in addition to the structural properties, take into account the aerodynamics and system dynamics of the aircraft. The following applies:
  • Aerodynamics generally describes the behavior of bodies in compressible fluids, especially air.
  • the aerodynamics describes in particular forces, which in a flight of a
  • Multiplication with the mode-shaping functions f in , g in and h in and summation can thus be carried out at any location i the aerodynamic forces are calculated. Performing the multiplication for all locations / belonging to an aircraft subarea or component gives the aerodynamic distributions for the selected aircraft subarea or component.
  • FIG. 5B illustrates the structure of an extended matrix.
  • the coupling describes the influence of a parameter on the aircraft.
  • the mass matrix M, the damping matrix D and the stiffness matrix K describe linear influences, while the effectiveness matrix F indicates nonlinear properties of system variables.
  • These parameters are flight mechanics parameters, characteristics of the on-board systems and characteristics of the aeroelasticity. Aeroelasticity describes deformations or vibrations on the aircraft or aircraft which occur as a result of an elastic deformation of the structure of the aircraft, in particular on the control or supporting structure in conjunction with an air flow. Aeroelasticity describes the reciprocal interaction of the elastic missile and the aerodynamic forces.
  • the coupling matrices thus make it clear that the distributed or local structural movement of the aircraft and the overall movement of the aircraft are in mutual interaction.
  • FIGS. 6A-6D show special cases of the general nonlinear simulation model illustrated in FIG. 5A, as used in the method according to the invention.
  • FIG. 6B describes the special case in which the nonlinear effectiveness matrix F and the non-linearity vector g are zero while the input variable vector p is not zero, for example for representing a gust of wind.
  • the simulation model shown in FIG. 6B is thus suitable, for example, for analyzing standard wind gusts acting on the aircraft.
  • FIG. 6D The case illustrated in FIG. 6D is the integral simulation model, which is also suitable for analyzing non-linear gusts of wind, safety and passenger comfort even in extreme flight maneuvers and loads in the event of a fault.
  • the non-linear one presented in connection with FIGS. 5A, 5B and 6A-6D is the integral simulation model, which is also suitable for analyzing non-linear gusts of wind, safety and passenger comfort even in extreme flight maneuvers and loads in the event of a fault.
  • Simulation model is used in the inventive system and method 1 for determining aerodynamic data and dynamic load distributions in an aircraft.
  • FIG. 2 shows a block diagram of a possible embodiment of the system 1 according to the invention integrated determination of aerodynamic data and dynamic load distributions in an aircraft.
  • the system 1 comprises a plurality of sensors 2 which detect aerodynamic parameters of the aircraft directly or indirectly.
  • the system 1 for the integrated determination of aerodynamic and dynamic load distributions has at least one sensor 2.
  • These sensors 2 include sensors of different types, in particular force sensors, pressure sensors, acceleration sensors but also, for example, deformation sensors or strain gauges.
  • the sensors detect forces and moments that act on components or components of an aircraft during the flight.
  • the sensors 2 also detect deformations and deformations of components during flight.
  • the components of the aircraft may be any components of the fuselage or the control surfaces and wings or flaps.
  • the components may also be components which are exposed to air flow only in certain flight phases of the aircraft, for example components of the landing gear extended during take-off and landing.
  • the sensors 2 detect aerodynamic parameters or parameters of the aircraft directly or indirectly.
  • the various aerodynamic parameters form a parameter vector, which includes different parameters for different components of the aircraft or aircraft.
  • the parameter vector comprises, for example, sensors attached to different components of the aircraft, which are connected to the respective vehicle
  • Component of the aircraft to detect acting forces or moments.
  • Sensors 2 may detect an aerodynamic parameter of the aircraft either directly or indirectly. In the case of indirect detection, an aerodynamic parameter is sensed by means of a system of equations Measured quantities calculated.
  • the sensors 2 are connected to a calculation unit 3. In the
  • Calculation unit 3 is, for example, one or more microprocessors of a computer.
  • the calculation unit 3 is located in one possible embodiment within the aircraft to be examined.
  • the aerodynamic parameters or measured variables detected by the sensors 2 are transmitted via a radio interface
  • the calculation unit 3 has access to a non-linear simulation model stored in a memory 4.
  • a non-linear simulation model the simulation model shown in FIG. 5A is preferably used.
  • the calculation unit 3 calculates the aerodynamic data and the dynamic load distributions of the aircraft as a function of the aerodynamic parameters of the aircraft detected by the sensors 2 on the basis of the non-linear simulation model of the respective aircraft.
  • the calculation unit 3 additionally calculates parameters of passenger comfort, cabin safety and movement variables of the aeroelasticity and the flight mechanics on the basis of the non-linear simulation model stored in the memory 4 and as a function of the acquired aerodynamic parameters.
  • the calculation of the aerodynamic data and the dynamic load distributions as well as the parameters of passenger comfort, cabin safety and the movement variables of the aeroelastic and the flight mechanics are performed by the calculation unit 3 in real time.
  • the data obtained are used to optimize the design of the respective aircraft. This reduces fatigue loads for aircraft components and avoids vibration-critical conditions.
  • the aircraft may be optimized to minimize acceleration forces acting on passengers and crew, thereby increasing crew and passenger safety and enhancing flight comfort.
  • the system according to the invention as shown in FIG.
  • Figure 2 is shown used in a flight simulator to allow a targeted pilot training.
  • the pilots are trained in such a way that the acceleration forces acting on the passengers to increase the flight comfort in different flight situations are kept as low as possible.
  • FIG. 3 shows a simple flow diagram of a possible embodiment of the method according to the invention for determining aerodynamic data and dynamic
  • a first step S1 sensory aerodynamic parameters of the aircraft are detected.
  • the recording can be done directly or indirectly.
  • step S2 the aerodynamic data and dynamic load distributions of the aircraft are subsequently calculated on the basis of the intended non-linear simulation model of the aircraft and as a function of the aerodynamic parameters of the aircraft sensory detected in step S1.
  • This calculation unit 3 can be located inside the aircraft or in a ground station. In one possible embodiment, this computer program is loaded from a data carrier by the calculation unit 3.
  • FIG. 4 shows a diagram for clarifying a possible embodiment of the method according to the invention.
  • the sensors 2 of the system 1 according to the invention provide an observation vector of the sensory acquired aerodynamic parameters for a real system or the aircraft, wherein a measurement noise flows.
  • the simulation model of the aircraft stored in the memory 4 provides a simulation model vector of the aerodynamic parameters.
  • the calculation unit 3 or a subtraction unit contained therein calculates a disturbance vector for the aerodynamic parameters, which is a difference vector between the observation vector of the sensory aerodynamic parameters and the simulation model vector of the aerodynamic parameters.
  • the calculation unit 3 or a numerical optimization unit contained therein minimizes the calculated interference vector for the aerodynamic parameters by means of a numerical optimization method.
  • a maximum likelihood method is used as the numerical optimization method.
  • the stored non-linear simulation model is automatically adapted as a function of the calculated difference vector or interference vector for the aerodynamic parameters.
  • the loads, comfort-related and safety-relevant parameters or parameters can be calculated directly by the system 1 according to the invention with the aid of discretized algebraic equations at any desired point in time.
  • equations (22) can be used to determine the accelerations at arbitrary points of the aircraft or aircraft, which are based solely on elastic deformations, and thus the elastic acceleration distribution over the entire aircraft, So in particular for each position of the cabin, calculate. Together with the specific load factor (see also equation (21) and the related explanation) they form a direct measure of passenger comfort and comfort
  • non-linear simulation model can be represented as follows:
  • the term that includes the noise R can be given as a state-dependent matrix multiplied by a time-dependent vector function w (t):
  • the process noise w (t) and the measurement noise v (t) can be assumed to have a mean of zero and to correspond to a white noise having an uncorrelated normal distribution, the covariance matrices being unknown.
  • the measurable state variables of the real system or of the aircraft can be represented as follows:
  • an optimal value for the parameter vector is calculated on the basis of the interference vector.
  • the optimal values for the elements of the parameter vector are those that minimize the spurious vector.
  • a likelihood function is used as a criterion for the optimization.
  • a Hessian matrix can be provided for the parameter adaptation. This can be replaced by expected values to form a so-called Fisher information matrix M. The spurious vector is then minimized based on a reduced pseudo-inverse of the Fisher information matrix M.
  • the method according to the invention for determining aerodynamic data can be integrated in a simulation software.
  • FIG. 7 shows examples of specific outputs of the calculation unit 3 on which a simulation software runs.
  • FIG. 7 shows the time characteristic over a normalized relative load for a normalized relative load
  • Acceleration acceleration wherein the load is shown in a winglet or an outer wing extension relative to the acceleration at the center of gravity of the aircraft F.
  • FIG. 7 shows a baseline model I which contains the model knowledge (for example of an engineer) prior to identification or flight testing.
  • Sense of Identification and flight testing is to further develop or specify the model.
  • the comparison between the 'initial model' IV and the 'measurement model' III or the real system represents the output disturbance.
  • This output disturbance is optimized in the first step of the identification according to a selected criterion.
  • the free parameters from the Initial Model IV are adjusted accordingly, and the resulting results are again compared to the Measurement Model III, resulting in new values for the spurious vector.
  • the final model II represents the result after convergence is achieved in the optimization process.
  • the time profile of the normalized relative load corresponding to the "optimized final model” II corresponds with high accuracy to the sensor-recorded observation vector.
  • the evaluation of the data takes place in one possible embodiment in real time.
  • the data obtained is recorded and evaluated at a later time.
  • FIG. 8 shows, by way of example, how a local aerodynamic distribution (in this case, pitching moment distribution on the wing as a result of an angle of attack ⁇ or a pitch)
  • the invention provides a method and system 1 for integrated determination of aerodynamic data and dynamic load distributions and local accelerations in an aircraft, in particular an aircraft, during flight.
  • sensors 2 for direct and indirect detection of aerodynamic parameters, local acceleration and / or structural loads of the aircraft are provided.
  • a calculation unit 3 provided in the aircraft or in the ground station calculates on the basis of a non-linear simulation model of

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Abstract

Die Erfindung schafft ein Verfahren und ein System (1) zur integrierten Bestimmung von aerodynamischen Daten, dynamischen Lastverteilungen und lokalen Beschleunigungen bei einem Luftfahrzeug, insbesondere bei einem Flugzeug, während des Fluges. An dem Luftfahrzeug sind Sensoren (2) zur direkten und indirekten Erfassung von aerodynamischen Parametern, lokalen Beschleunigung und/oder Strukturlasten des Luftfahrzeugs vorgesehen. Eine im Luftfahrzeug oder in der Bodenstation vorgesehene Berechnungseinheit (3) berechnet auf Basis eines nicht-linearen Simulationsmodells des Luftfahrzeugs die aerodynamischen Daten, lokalen Beschleunigungen und dynamischen Lastverteilungen des Luftfahrzeugs in Abhängigkeit von den erfassten aerodynamischen Parametern des Luftfahrzeugs. Die Berechnung kann dabei in Echtzeit erfolgen.

Description

System und Verfahren zur Bestimmung von lokalen
Beschleunigungen, dynamischen Lastverteilungen und aerodynamischen Daten bei einem Luftfahrzeug
Die Erfindung betrifft ein System und ein Verfahren zur integrierten Bestimmung von lokalen Beschleunigungen (als Indikator für Komfort und Passagiersicherheit) , dynamischen Lastverteilungen und aerodynamischen Daten bei einem Luftfahrzeug, insbesondere bei einem Flugzeug, während des Fluges .
Luftfahrzeuge, wie beispielsweise Flugzeuge oder Helikopter, sind bei ihrem Flug verschiedenen Kräften ausgesetzt. Wesentliche Einflussgrößen sind dabei die von den Tragflächen erzeugten Auftriebskräfte, der aerodynamische Widerstand des Flugzeugs, die am Schwerpunkt des Flugzeugs angreifende Gewichtskraft bzw. Schwerkraft, die Systemkräfte, z.B. die vom AntriebsSystem erzeugte Schubkraft oder die durch die Steuerflächen des Luftfahrzeugs bzw. durch die Bord- bzw. AntriebsSysteme erzeugten Steuerkräfte sowie die durch die jeweiligen Kräfte hervorgerufenen Drehmomente. Bei der Gesamtkraftbilanz spielen auch die lokalen und globalen Masseneigenschaften, Strukturdämpfungen und -Steifigkeiten der Flugzeugbauteile bzw. des Gesamtflugzeugs eine Rolle. Bei
Flugmanövern und Luftturbulenzen führen die hier aufgeführten Kräfte in ihrer Gesamtbilanz zu Strukturlasten und Beschleunigungen an dem Luftfahrzeug. Diese Strukturlasten sind wesentlich für die Strukturdimensionierung des Flugzeugs. Die Beschleunigungen sind wesentlich für die
Passagiersicherheit und den Komfort. Von den aufgeführten Kräften können mittels physikalisch-mathematischer Modelle und Methoden oder einfacher Boden- und Laborversuche sämtliche Kräfte mit einer Ausnahme ermittelt werden. Diese Ausnahme bilden die aerodynamischen Kräfte bzw. zugehörigen aerodynamischen Daten einschließlich ihrer örtlichen Verteilungen über das Flugzeug.
Daher besteht ein Bedarf nach einem Verfahren und einem System, das die Strukturlasten, Beschleunigungen und die aerodynamischen Daten integriert identifiziert.
Zur Vorhersage des Flugverhaltens eines Luftfahrzeugs können Gleichungssysteme verwendet werden, die aufgrund der Vielzahl von Zusammenhängen zwischen aeroelastischen und flugmechanisehen Bewegungsgrößen relativ komplex sind. Herkömmliche Simulationssysteme zur Simulation des Verhaltens von Luftfahrzeugen beruhen auf weitgehend linearen Modellen der Strukturdynamik, der stationären und in-stationären Aerodynamik, Aeroelastik und der Flugmechanik.
Herkömmlicherweise werden aerodynamische Beiwerte und sonstige Modellparameter, wie beispielsweise Messfehler,
Windböen etc. aus einem Flugversuchdatensatz bestimmt. Dieser Flugversuchdatensatz ist ein gespeicherter Zeitverlauf von Steuereingaben und Kenngrößen der daraus resultierenden Flugdynamik des Luftfahrzeugs . Die Kenntnis derartiger aerodynamischer Beiwerte ist zur Generierung von
Simulationsmodellen erforderlich, die beispielsweise zur Ermittlung von Strukturlasten und lokalen Beschleunigungen eines Flugzeugs und damit zur Dimensionierung und Komfortoptimierung des Flugzeugs eingesetzt werden können. Weiterhin können diese Simulationsmodelle für Stabilitätsund Komfortanalysen, für die Untersuchung von Flugeigenschaften oder für die Auslegung von Flugreglern herangezogen werden.
Bei der bisherigen Vorgehensweise werden aerodynamische
Beiwerte für unterschiedliche Flugzeugtypen global ermittelt, das heißt lokale Lastverteilungen und lokale aerodynamische Verteilungen bleiben dabei unberücksichtigt. Herkömmliche Verfahren, die auf globalen aerodynamischen Beiwerten beruhen, sind daher relativ ungenau.
Die DE 10 2005 058 081 Al beschreibt ein Verfahren zur
Rekonstruktion von Böen- und Strukturlasten bei Flugzeugen. Dabei wird ein Beobachter auf der Grundlage eines nichtlinearen Modells des Flugzeugs erzeugt, um die Bedingungen des Flugzeugs in allen sechs Freiheitsgraden und die elastischen Bewegungen der Flugzeugstruktur zu beschreiben. Die für die Beschreibung des Zustandes des Flugzeugs wesentlichen Daten und Messungen werden dem Beobachter laufend zugeführt. Anschließend werden die Böengeschwindigkeiten und Strukturlasten, das heißt die Manöver und Böenlasten, mittels des Beobachters aus den zugeführten Daten und Messungen berechnet. Das in der DE 10 2005 058 081 Al beschriebene Verfahren hat allerdings den Nachteil, dass keine aerodynamischen Daten, welche die wesentlichen Kraftbeiträge zur Lastverteilung beinhalten, er- bzw. übermittelt werden, so dass die physikalische
Genauigkeit dieses herkömmlichen Verfahrens relativ gering ist, insbesondere wenn man es, wie das hier entwickelte System, zur systematischen physikalischen Strukturlastenidentifikation bei Beginn einer Flugerprobung eines neuen Flugzeugtyps einsetzen würde. Das Verfahren der DE 10 2005 058 081 Al wird erprobt und eingesetzt, wenn die normale Flugerprobung abgeschlossen ist und die aerodynamischen Daten hinreichend genau bekannt sind. Im Gegensatz dazu kann das Verfahren gemäß der vorliegenden Erfindung insbesondere zu Beginn der Erprobung eingesetzt werden und hochgenau die aerodynamischen Daten zusammen mit den Strukturlasten und -beschleunigungen ermitteln, so dass sämtliche physikalischen Kraftbeiträge zu den Strukturlasten und -beschleunigungen genau bekannt sind.
Es ist daher eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung ein Verfahren und ein System zur Bestimmung von aerodynamischen Daten und dynamischen Lastverteilungen bei einem Luftfahrzeug zu schaffen, die lokale Kraft- und Momentenverteilungen berücksichtigen und eine hohe Genauigkeit aufweisen.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch ein System mit den im Patentanspruch 1 angegebenen Merkmalen gelöst.
Das Verfahren gemäß der vorliegenden Erfindung und das in der DE 10 2005 058 081 Al beschriebene Verfahren können kombiniert werden, indem mit dem Verfahren gemäß der vorliegenden Erfindung die aerodynamischen Daten zusammen mit den Strukturlasten bestmöglich identifiziert werden und mit diesem Modell ein physikalischer Beobachter für das System der DE 10 2005 058 081 Al aufgebaut wird, der mit minimalem Validierungsaufwand im Serienflugzeug zur
Strukturlastüberwachung eingesetzt werden kann.
Die Erfindung schafft ein System zur integrierten Bestimmung von aerodynamischen Daten und dynamischen Lastverteilungen bei einem Luftfahrzeug während des Fluges mit:
Sensoren zur direkten oder indirekten Erfassung von aerodynamischen Parametern des Luftfahrzeugs, und mit einer Berechnungseinheit, die auf Basis eines nicht- linearen Simulationsmodells des Luftfahrzeugs die aerodynamischen Daten und die dynamischen Lastverteilungen des Luftfahrzeugs in Abhängigkeit von den erfassten aerodynamischen Parametern des Luftfahrzeugs berechnet.
Das erfindungsgemäße System und Verfahren ermöglicht es
Linien-, Flugversuchs- und Simulatorpiloten sowie Flugversuchs-, Telemetrie- und Entwicklungsingenieuren unter Nutzung eines aus Sensoren bestehenden Sensorsystems sämtliche aerodynamischen Daten und Zeitverläufe von allen aus diesen aerodynamischen Daten resultierenden Lasten mit hoher Genauigkeit bereit zu stellen. Die Bereitstellung dieser aerodynamischen Daten- und Zeitverläufe kann bei einer möglichen Aus führungsform in Echtzeit erfolgen.
Das erfindungsgemäße System und Verfahren zur integrierten Bestimmung von aerodynamischen Daten und dynamischen
Lastverteilungen bei einem Luftfahrzeug ermöglicht sowohl eine Luftfahrzeugdesignoptimierung als auch ein gezieltes Pilotentraining zur Vermeidung von Spitzenlasten bei extremen Flugsituationen oder Flugmanövern, zur Reduktion von Ermüdungslasten an dem Luftfahrzeug sowie zur Vermeidung von vibrationskritischen Zuständen. Weiterhin kann das Luftfahrzeug dahingehend optimiert werden bzw. der Pilot in der Weise trainiert werden, dass eine Reduktion von Beschleunigungskräften im gesamten Kabinenbereich zur Erhöhung der Passagier- und Crewsicherheit und des Passagierkomforts erreicht wird.
Das erfindungsgemäße System und Verfahren zur integrierten Bestimmung von aerodynamischen Daten und dynamischen Lastverteilungen bei einem Luftfahrzeug bietet zudem
Flugversuchspiloten sowie dem Flugversuchs-, Telemetrie- und Entwicklungsingenieuren den Vorteil, dass der Aufwand bei der Flugerprobung eines Luftfahrzeugs zur Freigabe eines zulässigen Flugbereichs minimiert werden kann.
Bei dem erfindungsgemäßen System zur Bestimmung aerodynamischer Daten beschreiben diese Daten eine Wechselwirkung zwischen der Struktur des Luftfahrzeugs und der umgebenden Strömung. Diese aerodynamischen Daten umfassen lokale und globale Kräfte und Momente.
Die Erfassung von aerodynamischen Parametern des Luftfahrzeugs erfolgt über Sensoren direkt oder indirekt. Bei diesen sensorisch erfassten aerodynamischen Parametern handelt es sich um Messgrößen, wie beispielsweise Kräfte,
Beschleunigungen, Drücke, Momente oder auch um Deformationen und Dehnungen von Bauteilen bzw. Komponenten des Luftfahrzeugs. Die Vielzahl der unterschiedlichen Messgrößen bzw. der aerodynamischen Parameter bilden einen Parametervektor. Die sensorische Erfassung eines aerodynamischen Parameters des Parametervektors kann entweder direkt oder indirekt erfolgen. Bei der indirekten Erfassung wird der jeweilige aerodynamische Parameter mittels eines vorgegebenen GleichungsSystems aus anderen sensorisch erfassten Messgrößen berechnet.
Im Weiteren werden Ausführungsformen des erfindungsgemäßen
Systems und des erfindungsgemäßen Verfahrens zur integrierten Bestimmung von aerodynamischen Daten und Lastverteilungen bei einem Luftfahrzeug unter Bezugnahme auf die beigefügten Figuren beschrieben.
Es zeigen:
Figur 1 Koordinatensysteme eines bei dem erfindungsgemäßen Verfahren eingesetzten nichtlinearen Simulationsmodells eines
Luftfahrzeugs ;
Figur 2 ein Blockschaltbild einer möglichen
Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems zur integrierten Bestimmung von aerodynamischen Daten;
Figur 3 ein einfaches Ablaufdiagramm einer möglichen
Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens zur Bestimmung von aerodynamischen
Daten und dynamischen Lastverteilungen;
Figur 4 ein Diagramm zur Erläuterung des erfindungsgemäßen Verfahrens ; Figuren
5A, 5B Diagramme zur Erläuterung des dem erfindungsgemäßen System zugrundeliegenden nichtlinearen Simulationsmodells eines Luftfahrzeugs;
Figuren
6A, 6B, 6C, 6D Sonderfälle des dem erfindungsgemäßen System zugrundeliegenden nichtlinearen Simulationsmodells;
Figuren 7 und 8 ein Beispiel möglicher Ausgaben des erfindungsgemäßen Systems .
Wie man aus Fig. 1 erkennen kann, lassen sich die Bewegungen eines Flugzeugs anhand von Kenngrößen beschreiben. Die Flugmechanik beschreibt dabei das Verhalten eines Luftfahrzeugs, das sich in der Atmosphäre mit Hilfe der Aerodynamik bewegt. Die Flugmechanik beschreibt das Verhalten des Gesamtsystems beziehungsweise des Luftfahrzeugs, wobei eine Position, Fluglage und Fluggeschwindigkeit eines Flugkörpers zu einem beliebigen Zeitpunkt berechnet wird. Dies geschieht mit Hilfe von Bewegungsgleichungen, die ein GleichungsSystem von gekoppelten Differenzialgleichungen bilden. Aufgrund von Flugmanövern und Luftturbulenzen treten an einem Luftfahrzeug Manöverlasten und Strukturlasten auf. Manöverlasten lassen sich mittels nichtlinearer Bewegungsgleichungen beschreiben und basieren auf Datenbanken, die aerodynamische Kräfte angeben. Insbesondere bei großen Luftfahrzeugen müssen neben nichtlinearen
Bewegungen auch die elastischen Verformungen ihrer Struktur berücksichtigt werden.
Die Bewegung eines starren Flugzeugs kann durch Systemgrößen beschrieben werden. Jeweils drei dieser Größen werden zu einem Vektor zusammengefasst und beschreiben die Position:
Winkellage (Eulerwinkel) :
Geschwindigkeit ;
Winkelgeschwindigkeit :
Ursache der Bewegung sind die auf das Flugzeug wirkenden Kräfte,
Gewicht:
Schub und aerodynamische Kräfte sowie deren Momente, deren Resultierende in den Vektoren
Kraft: Moment :
zusammengefasst werden. Eine weitere wichtige Größe ist die von den Beschleunigungsmessern gemessene spezifische Kraft.
Die spezifische Kraft ist ein Maß für den
Beschleunigungseindruck des Piloten nach Größe und Richtung und ist definiert als das Verhältnis der resultierenden äußeren Kraft zur Flugzeugmasse .
Für die Ermittlung der Newton ' sehen Gleichungen sowie der Drallgleichung werden die Beschleunigungen und
Geschwindigkeiten bezüglich eines Inertialsystems gemessen. Die Erde dient als Inertialsystem, wobei ein erdfestes Koordinatensystem FE definiert wird, bei dem die z-Achse in Richtung Erdmittelpunkt zeigt, x- und y-Achse werden derart gewählt, dass ein Rechtssystem entsteht. Das Achsenkreuz kann z. B. zum magnetischen Nordpunkt ausgerichtet werden. Bei der Auswertung der Drallgleichung erweist es sich als vorteilhaft, ein körperfestes Koordinatensystem FB zu verwenden, da dann der Trägheitstensor konstant ist. Für die Festlegung der Achsen des körperfesten Koordinatensystems gibt es verschiedene Ansätze, wobei der Ursprung jeweils in dem Schwerpunkt C des Luftfahrzeugs liegt. Das Hauptachsensystem wird so gelegt, dass die x-Achse in Richtung der Längsachse des Flugzeugs und die z-Achse senkrecht dazu nach unten zeigt. Cy wird so gewählt, dass ein Rechtssystem entsteht. Werden die Stabilitätsachsen gewählt, zeigt die x-Achse in Richtung der Fluggeschwindigkeit. Die anderen beiden Achsen werden analog den Hauptachsen festgelegt. Die wesentlichen Größen sowie die relative Lage von flug- und erdfestem Koordinatensystem zeigt Fig. 1.
Zur einfachen Beschreibung der aerodynamischen Kräfte wird ein aerodynamisches Koordinatensystem FA gewählt, dessen Ursprung ebenfalls im Schwerpunkt C des Luftfahrzeugs liegt. Die x-Achse dieses Koordinatensystems liegt in Richtung der negativen Anströmgeschwindigkeit, die z-Achse in Richtung des negativen Auftriebs . Die y-Achse wird analog der vorherigen Betrachtungen gewählt. Dieses Koordinatensystem erhält man dadurch, dass man das körperfeste Hauptachsensystem um einen Anstellwinkel a um seine y-Achse und anschließend um einen Schiebewinkel ß um die z-Achse dreht. Das aerodynamische Koordinatensystem FA ist nur in stationären Flugzuständen des Luftfahrzeugs körperfest.
Der Übergang vom körperfesten zum erdfesten Koordinatensystem geschieht mit Hilfe einer Transformationsmatrix
Der tiefergestellte Index gibt das Koordinatensystem an, in dem die Vektoren dargestellt werden. Man erhält z. B. den Vektor im erdfesten Koordinatensystem FE aus dem in körperfesten Koordinaten dargestellten Vektor mit: Zur Vereinfachung der Schreibweise wird der Index B1 wenn nicht unbedingt notwendig, im Folgenden weggelassen. Bei der Geschwindigkeit muss zusätzlich zwischen Wind und Windstille unterschieden werden. Allgemein gilt mit dem Geschwindigkeitsadditionsgesetz :
wobei der hochgestellte Index das Bezugssystem festlegt, in dem die entsprechenden Geschwindigkeiten gemessen werden. ist die Windgeschwindigkeit, die zu Null angenommen werden kann. Damit sind die Beträge in beiden Bezugssystemen gleich und der hochgestellte Index kann weggelassen werden.
Mit den Komponenten der Vektoren als Zustandsgrößen erhält man die Bewegungsgleichungen im Zustandsraum bei
Windstille aus der Newton 'sehen Gleichung und der Drallgleichung, sowie der Beziehung zwischen den Eulerwinkeln und ihren Raten. Die Gleichungen gelten insbesondere, wenn man die Erde als Inertialsystem mit homogenem Gravitationsfeld betrachtet und das Flugzeug bzw. Luftfahrzeug symmetrisch bezüglich seiner x-z-Ebene ist. Die auftretenden Kräfte greifen modellgemäß im Schwerpunkt an und die Erzeugung aerodynamischer Kräfte ist quasistationär.
Die Newton 'sehe Gleichung für den Flugzeugschwerpunkt in erdfesten Koordinaten lautet:
Diese wird mit der Transformationsmatrix LEB in das körperfeste Koordinatensystem transformiert.
Es gilt: woraus folgt:
Die resultierende Kraft setzt sich aus der aerodynamischen Kraft R und der Gewichtskraft zusammen. Diese Beziehungen werden in obige Gleichung eingesetzt und anschließend nach ^aufgelöst.
Damit liegen die Gleichungen für die Geschwindigkeiten fest. Die Beziehungen für die Raten erhält man analog aus der Drallgleichung mit dem Drall H sowie dem Trägheitstensor / :
Diese Beziehungen in Komponenten aufgespalten ergeben zusammen mit den Gleichungen zwischen Eulerwinkeln und ihren Raten die Zustandsgieichungen eines starren Luftfahrzeugs.
Durch Transformation der Geschwindigkeit V in das erdfeste Koordinatensystem mit
erhält man die Differentialgleichungen zur Berechnung der Position:
Für die spezifische Kraft erhält man in körperfesten Koordinaten für einen auf der x-Achse im Abstand xp vom Schwerpunkt liegenden Sensor:
Teilt man die Vektoreinträge durch die Erdbeschleunigung m g = 9,81 — ergibt sich der spezifische Lastfaktor s nx = bx / g , ny = by / g , nz = bz / g .
Die obigen Bewegungsgleichungen gelten für ein ideal starres Flugzeug. In der Praxis treten jedoch elastische Verformungen der Struktur auf, die die dynamischen Eigenschaften des Systems merklich beeinflussen. Das Modell wird daher um diese elastischen Freiheitsgrade erweitert. Quasistatische Verformungen sind gegeben, wenn die Eigenfrequenzen der elastischen Moden wesentlich höher sind, als die der Starrkörpermoden. In diesem Fall kann der Einfluss der elastischen Verformung durch entsprechende Adaption der aerodynamischen Derivativen berücksichtigt werden. Liegen die Eigenfrequenzen der elastischen Freiheitsgrade im gleichen Bereich, wird die Bewegung des Starrkörpers durch die elastischen Verformungen beeinflusst. In diesem Fall ist die Dynamik der elastischen Freiheitsgrade in den Bewegungsgleichungen zu berücksichtigen. Hierzu geht man zu einer diskreten Modellierung der kontinuierlichen Flugzug- struktur über, mit einer großen aber endlichen Anzahl von
Orten, die mit dem Index i durchnumeriert werden können. Die Verformungen der Struktur an jedem Ort i (im Sinne einer Finite Element Modellierung) des Flugzeugs und die hiermit verbundenen Beschleunigungen können näherungsweise durch Superposition von Normalmoden der freien Schwingung beschrieben werden:
sind die Auslenkungen von den jeweiligen Ruhelagen sind die zugehörigen Beschleunigungen; sowie die Modenformfunktionen und εn die generalisierten Koordinaten oder verallgemeinerten
Modenauslenkungen und entsprechend die zugehörigen verallgemeinerten Modenbeschleunigungen.
Wertet man für alle Indizes i aus, die zu einem Flugzeugteilbereich oder einer -komponente gehören, so erhält man die Auslenkungs- und Beschleunigungsverteilung für einen Flugzeugteilbereich oder eine -komponente.
Die zusätzlichen Bewegungsgleichungen für jeden Mode εn erhält man aus der Gleichung von Lagrange als Gleichungen erzwungener Schwingungen. Für den Mode εn gilt mit der Eigenfrequenz ωn der Dämpfung dn und dem verallgemeinerten Trägheitsmoment In näherungsweise
Die Näherung besteht darin, sämtliche Kopplungen über die Dämpfungsterme zwischen den einzelnen Moden zu vernachlässigen. Unter der Voraussetzung, dass der Einfluss der Freiheitsgrade des Starrkörpers auf die elastischen Moden durch einen linearen Zusammenhang beschrieben werden kann und die elastischen Verformungen hinreichend klein sind, wird die verallgemeinerte Kraft Fn als eine Linearkombination aus Zustands- und Eingangsgrößen dargestellt:
Die hier auftretenden unendlichen Reihen können durch endliche Reihen ersetzt werden, die nur jene Moden beibehalten, die im Bereich der Starrkörperfrequenzen liegen. Für die weitere Berechnung kann angenommen werden, dass dies k Moden sind, die in einem Vektor ε zusammengefasst werden. Die Gleichung (24) kann somit in der folgenden Form geschrieben werden:
Um zu einer kompakten Schreibweise für sämtliche Moden zu gelangen, werden die verallgemeinerten Trägheitsmomente In in der Diagonalmatrix J, die skalaren Kopplungen jeweils in Vektoren und die vektoriellen Koppelterme in Matrizen zusammengefasst . Damit kann Gleichung (24) für sämtliche Moden formuliert werden.
Zur Darstellung im Zustandsraum gelangt man durch Einführen der Modengeschwindigkeit £=V . Diese wird in Gleichung (26) eingesetzt:
Unter Verwendung der Matrizen
sowie der Einheitsmatrix k-ter Ordnung I_k kann die Zustandsgieichung formuliert werden: Die äußeren, an einem Luftfahrzeug angreifenden Kräfte sind neben dem Gewicht die aerodynamischen Kräfte Auftrieb und Widerstand sowie der Schub. Der Angriffspunkt des Auftriebs liegt im sogenannten Neutralpunkt, der vom Schwerpunkt verschieden ist. Dadurch werden Momente erzeugt. Ähnliches gilt für den Schub. Die resultierenden Kräfte werden in einem
Vektor R , die Momente in einem Vektor Q zusammengefasst . Auftrieb und Widerstand werden durch die Relativbewegung von
Luftfahrzeug und Luft also durch V und Ω erzeugt. Diese Kräfte hängen weiterhin vom Anstellwinkel a und den Winkeln der Steuerflächen der primären Flugsteuerung, Höhen- (δE) , Quer- (δA) und Seitenruder (δR) ab. Je nach Flugzeugtyp werden weitere Steuerflächen, Störklappen, Spoiler, Canards eingesetzt, die im Folgenden mit δc bezeichnet werden. Die Winkel der Steuerflächen werden zusammen mit dem Schub δF in einem Steuervektor c zusammengefasst. Die aerodynamischen Wirkungen beruhen auf nichtlinearen Zusammenhängen. Sie lassen sich durch Taylorreihen beschreiben, die nach einer bestimmten Ordnung abgebrochen werden. Die Koeffizienten der Glieder zweiter und dritter Ordnung liegen um ein bis zwei Größenordnungen unterhalb der Koeffizienten erster Ordnung. Bleibt der Anstellwinkel unterhalb 10°, können die Terme höherer Ordnung vernachlässigt werden. Ausgangspunkt des linearen Ansatzes ist ein stationärer Flugzustand. Die Geschwindigkeiten und Raten sowie Kräfte und Momente werden in einen stationären Term und einen Störterm aufgespalten:
Als stationärer Flugzustand kann der horizontale symmetrische Geradeausflug gewählt werden. Wählt man zusätzlich als flugfestes Koordinatensystem die Stabilitätsachsen, vereinfachen sich die obigen Beziehungen dadurch, dass in diesem Zustand X0 = Y0 = L0 = M0 = N0 = 0 und w0 = υ0 = Po = Qo = ro = 0 gilt. Da bei horizontalem Flug die z-Achsen von flug- und erdfestem Koordinatensystem parallel sind, ergibt sich Z0 = -mg . Weiterhin gilt näherungsweise w * UQ a.
Die in Gleichung (31) auftretenden mit V und ε indizierten Größen beschreiben den Einfluss der elastischen Moden auf die Aerodynamik. Es sind jeweils Vektoren der Länge k, wobei k die Anzahl der elastischen Moden ist. Die mit c indizierten Derivative sind ebenfalls Vektoren, die den Einfluss der Steuergrößen beschreiben. Ihre Dimension ist gleich der Anzahl der Steuergrößen.
Die oben hergeleiteten Gleichungen werden zu einem Modell zusammengefasst , mit dem die gesamte Dynamik des flexiblen Flugzeugs unter den in den vorhergehenden Abschnitten genannten Voraussetzungen beschrieben werden kann. Die Zustände zur Beschreibung der Bewegung des Starrkörpers werden im Vektor zusanmengefasst , £ und V bezeichnen die eingeführten elastischen Moden, während die Steuergrößen im Vektor c enthalten sind. Wie bei der Einführung der aerodynamischen Kräfte wird auch hier vom symmetrischen horizontalen Geradeausflug ausgegangen. Sämtliche Störterme werden als hinreichend klein angenommen, so dass die lineare Näherung für die Aerodynamik gültig ist. Weiterhin wird Ax vernachlässigt. Unter diesen Voraussetzungen können die Bewegungsgleichungen in der folgenden Form geschrieben werden:
Die in Gleichung (33) und (34) verwendeten Teilmatrizen werden mit den folgenden Abkürzungen:
zusammengestellt
Die Matrizen An und B^x erhält man durch jeweiliges Ersetzen des Indizes ε in der Matrix A12 durch v bzw. c. Für die übrigen Matrizen gilt:
ie Matrizen C3 und D erhält man durch Ersetzen des Indizes ε durch jeweils v bzw. c. H und It[X1) lauten:
Das in Gleichung (33) beschriebene nichtlineare Simulationsmodell enthält eine Wirksamkeitsmatrix F_ , welche die nichtlinearen Eigenschaften von Systemgrößen berücksichtigt. Die Wirksamkeitsmatrix F_ ist in Gleichung (42) angegeben.
Erweitert man nun das Modell um aerodynamische, strukturdynamische und aeroelastische Nichtlinearitäten ergeben sich a.) zusätzliche Einträge im Nichtlinearitätenvektor g (X1), z. B. g 14(w)=w2 + 3w4, g i5(υ)= υ2 , gie( v, J=V1 2 , g17{ v2)=sgn
Vo dabei ist sgn die sogenannte Signumfunktion der
Mathematik und
b. ) zusätzliche Spalten in der Matrix aus Gleichung (33) :
Die Größen beschreiben die Einflussstärke der Nichtlinearität .
Das in Gleichung (33) dargestellte nichtlineare Simulationsmodell lässt sich physikalisch anschaulicher (in Verallgemeinerung der Newtonschen und Eulerschen Bewegungsgleichung) auch wie folgt beschreiben: wobei : x = [x _ Flugmechanik, x _ System, x _ Aeroelastik], P = YP _ Böe, p _ Pilot, p _ Triebwerk, p _ Fehlerfall], Fg (x,x,p,t) alle Nichtlineaήtäten aus Flugmechanik,
Aerodynamik, Systemen, Triebwerk, enthält R = Rauschen und wobei : M: Erweiterte Massenmatrix D: Erweiterte Dämpfungsrnatrix K: Erweiterte Steifigkeitsmatrix ( 51 )
Da die Transformation von Gleichung (33) in die Form von Gleichung (50) zu modifizierten Vektoren x und g (x, x, p,t) und einer modifizierten Matrix F führt, sind diese neuen Vektoren und Matrizen nicht unterstrichen.
Das Gleichungssystem ist anschaulich in dem Diagramm der Figur 5A dargestellt. Das in Figur 5A dargestellte Gleichungssystem umfasst ein dynamisches Simulationsmodell bestehend aus linearen Differentialgleichungen, das um eine Wirksamkeitsmatrix F erweitert ist, die mit einem Nicht- Linearitätsvektor g {x, x,p,t) multipliziert wird.
Auf der rechten Seite des GleichungsSystems befindet sich ein Hyper-Eingangsvektor p des Luftfahrzeugs mit mehreren
Subvektoren. Zusätzlich ist ein Rauschvektor R eingeführt worden, der sämtliche Modellunsicherheiten beschreibt. Der Vektor x bildet einen Hyper-Bewegungsgrößenvektor des Luftfahrzeugs. Wie man in Figur 5A erkennen kann, wird die zweite zeitliche Ableitung x des Hyper-Bewegungsvektor x mit einer erweiterten Massenmatrix M multipliziert und mit dem Produkt aus der ersten zeitlichen Ableitung x des Hyper- Bewegungsvektors x und einer erweiterten Dämpfungsmatrix D sowie dem Produkt aus einer Steifigkeitsmatrix K und dem Hyper-Bewegungsvektor x sowie mit dem Produkt aus der
Wirksamkeitsmatrix F mit dem Nichtlinearitätsvektor g(x, x,p,t) addiert, wobei diese Summe den Hyper-Eingangsvektor p des Luftfahrzeugs plus Rauschen R ergibt.
Mit dieser Darstellung gemäß Figur 5A lassen sich weitere nicht-lineare Erweiterungen anschaulich darstellen.
Zusätzliche Nicht-Linearitäten in der Triebwerksdynamik, im Systemverhalten oder bei Fehlerfällen erweitern den Nicht- Linearitätsvektor g(x, x,p,t) und die Wirksamkeitsmatrix F um zusätzliche Einträge.
Bei der Massenmatrix M , der Dämpfungsmatrix D und der Steifigkeitsmatrix K handelt es sich um erweiterte Matrizen, welche neben den Struktureigenschaften die Aerodynamik und Systemdynamik des Luftfahrzeugs berücksichtigen. Es gilt:
Die Elemente der Struktur- und Systemmatrizen können mittels physikalisch-mathematischer Modelle und Methoden kombiniert mit einfachen Boden- und Laborversuche gut ermittelt werden. Dies gilt nicht für die Aerodynamikmatrizen. Die Aerodynamik beschreibt allgemein das Verhalten von Körpern in kompressiblen Fluiden, insbesondere Luft. Die Aerodynamik beschreibt insbesondere Kräfte, die bei einem Flug eines
Luftfahrzeugs auftreten. Abgesehen von Windkanalversuchen, die eine beschränkte Gültigkeit und Übertragbarkeit haben, insbesondere bei instationärer Aerodynamik von elastischen Strukturen, sind also keine Boden- und Laborversuche möglich. Im Gegensatz zu den Struktur - und Systemeigenschaften besteht also erst durch den Flugversuch die Möglichkeit die Aerodynamik genau zu ermitteln. Multipliziert man die Matrix ergeben S i ch die zu x, x und x gehörigen generalisierten oder verallgemeinerten aerodynamischen Verteilungen. Durch
Multiplikation mit den Modenformfunktionen fιn, gιn sowie hιn und Aufsummation können somit an jedem Ort i die aerodynamischen Kräfte berechnet werden. Führt man die Multiplikation für alle Orte / aus, die zu einem Flugzeugteilbereich oder einer -komponente gehören, so erhält man die aerodynamischen Verteilungen für den ausgewählten Flugzeugteilbereich oder die ausgewählte Flugzeugkomponente.
Figur 5B verdeutlicht die Struktur einer erweiterten Matrix. Die Kopplung beschreibt dabei die Einflussstärke einer Kenngröße auf das Luftfahrzeug. Die Massenmatrix M , die Dämpfungsmatrix D und die Steifigkeitsmatrix K beschreiben lineare Einflüsse, während die Wirksamkeitsmatrix F nichtlineare Eigenschaften von Systemgrößen angibt. Diese Kenngrößen sind flugmechanische Kenngrößen, Kenngrößen der Bordsysteme und Kenngrößen der Aeroelastik. Die Aeroelastik beschreibt Verformungen oder Schwingungen an dem Luftfahrzeug bzw. Flugzeug, die durch eine elastische Verformung der Struktur des Luftfahrzeugs, insbesondere am Leit- oder Tragwerk in Verbindung mit einer Luftströmung auftreten. Die Aeroelastik beschreibt die gegenseitige Wechselwirkung des elastischen Flugkörpers und der aerodynamischen Kräfte. Die Kopplungsmatrizen verdeutlichen also, dass die verteilte bzw. lokale Strukturbewegung des Flugzeugs und die Gesamtbewegung des Flugzeugs in gegenseitiger Wechselwirkung stehen. Z.B. beeinflusst eine Gesamtbewegung des Flugzeugs über die aerodynamischen Verteilungen im linken unteren Kopplungsblock in den Matrizen M , D und K die Dynamik der Normalmoden, damit die verteilte und lokale Bewegung des Flugzeugs und damit die lokalen Beschleunigungen und die hiermit verbundenen Lasten. Über den rechten oberen Kopplungsblock wirkt die Dynamik der Normalmoden, damit die verteilte und lokale Bewegung des Flugzeug auf die Gesamtbewegung und somit z.B. auf die Beschleunigung des Gesamtflugzeugs. Hierdurch wird bereits die integriert Vorgehensweise bei der Bestimmung von lokalen Beschleunigungen, den hiermit verbundenen dynamischen Lasten und aerodynamischen Daten deutlich. Die Figuren 6A-6D zeigen Sonderfälle des allgemeinen in Figur 5A dargestellten nicht-linearen Simulationsmodells, wie es bei dem erfindungsgemäßen Verfahren eingesetzt wird.
Bei dem in Figur 6A dargestellten Sonderfall ist die nichtlineare Wirksamkeitsmatrix F sowie der Linearitätsvektor g sowie der Eingangsgrößenvektor p Null. Man gelangt auf diese Weise zu dem Sonderfall eines rein linearen Gleichungssystems von Differenzialgleichungen.
Figur 6B beschreibt den Sonderfall, bei dem die nicht-lineare Wirksamkeitsmatrix F sowie der Nicht-Linearitätsvektor g Null sind während der Eingangsgrößenvektor p beispielsweise zur Darstellung einer Windböe, nicht Null ist. Das in Figur 6B dargestellte Simulationsmodell eignet sich somit beispielsweise zur Analyse von Standardwindböen, die auf das Luftfahrzeug wirken.
Bei dem in Figur 6C dargestellten Sonderfall werden nur flugmechanische Größen betrachtet, so dass das in Figur 6C dargestellte Simulationsmodell sich zur Analyse von Manöverlasten eignet, wobei das Flugzeug als Ganzes manövriert wird.
Bei dem in Figur 6D dargestellten Fall handelt es sich um das integrale Simulationsmodell, welches sich auch zur Analyse von nicht-linearen Windböen, der Sicherheit und des Passagierkomforts selbst bei extremen Flugmanövern und bei Lasten im Fehlerfall eignet. Das im Zusammenhang mit Figuren 5A, 5B sowie 6A-6D vorgestellte nicht-lineare
Simulationsmodell wird bei dem erfindungsgemäßen System und Verfahren 1 zur Bestimmung von aerodynamischen Daten und dynamischen Lastverteilungen bei einem Luftfahrzeug eingesetzt .
Figur 2 zeigt ein Blockschaltbild einer möglichen Ausführungs form des erfindungsgemäßen Systems 1 zur integrierten Bestimmung von aerodynamischen Daten und dynamischen Lastverteilungen bei einem Luftfahrzeug.
Das System 1 weist eine Vielzahl von Sensoren 2 auf, die aerodynamische Parameter des Luftfahrzeugs direkt oder indirekt erfassen. Das System 1 zur integrierten Bestimmung von aerodynamischen und dynamischen Lastverteilungen weist mindestens einen Sensor 2 auf. Diese Sensoren 2 umfassen Sensoren unterschiedlicher Art, insbesondere Kraftsensoren, Drucksensoren, Beschleunigungssensoren aber auch beispielsweise Deformationssensoren oder Dehnungsmessstreifen. Die Sensoren erfassen Kräfte und Momente, die auf Bauelemente bzw. Bauteile eines Luftfahrzeugs während des Fluges wirken. Darüber hinaus erfassen die Sensoren 2 auch Deformationen und Verformungen von Bauelementen bzw. Bauteilen während des Fluges. Bei den Bauteilen des Luftfahrzeugs kann es sich um beliebige Bauelemente des Flugzeugrumpfes oder der Steuerflächen handeln sowie um Tragflächen bzw. Flugklappen. Bei den Bauteilen kann es sich auch um Bauteile handeln, die nur in bestimmten Flugphasen des Flugzeugs der Luftströmung ausgesetzt sind, beispielsweise Bauteile des beim Starten und Landen ausgefahrenen Fahrwerkes. Die Sensoren 2 erfassen direkt oder indirekt aerodynamische Parameter bzw. Kenngrößen des Luftfahrzeugs. Die verschiedenen aerodynamischen Parameter bilden einen Parametervektor, welcher unterschiedliche Parameter für unterschiedliche Bauteile des Flugzeugs bzw. Luftfahrzeugs umfasst. Der Parametervektor umfasst beispielsweise an verschiedenen Bauteilen des Flugzeugs angebrachte Sensoren, welche die auf das jeweilige
Bauteil des Luftfahrzeugs wirkende Kräfte oder Momente erfassen.
Sensoren 2 können einen aerodynamischen Parameter des Luftfahrzeugs entweder direkt oder indirekt erfassen. Bei der indirekten Erfassung wird ein aerodynamischer Parameter mittels eines Gleichungssystems aus sensorisch erfassten Messgrößen berechnet. Die Sensoren 2 sind an eine Berechnungseinheit 3 angeschlossen. Bei der
Berechnungseinheit 3 handelt es sich beispielsweise um einen oder mehrere Mikroprozessoren eines Computers .
Die Berechnungseinheit 3 befindet sich bei einer möglichen Ausführungsform innerhalb des zu untersuchenden Luftfahrzeugs. Bei einer alternativen Ausführungsform werden die von den Sensoren 2 erfassten aerodynamischen Parameter bzw. Messgrößen über eine Funkschnittstelle von dem
Luftfahrzeug zu einer Bodenstation übertragen, in der sich die Berechnungseinheit 3 befindet.
Die Berechnungseinheit 3 hat Zugriff auf ein in einem Speicher 4 abgelegtes nicht-lineares Simulationsmodell. Als nicht-lineares Simulationsmodell wird vorzugsweise das in Figur 5A dargestellte Simulationsmodell eingesetzt. Die Berechnungseinheit 3 berechnet auf Basis des nicht-linearen Simulationsmodells des jeweiligen Luftfahrzeugs die aerodynamischen Daten und die dynamischen Lastverteilungen des Luftfahrzeugs in Abhängigkeit von den durch die Sensoren 2 erfassten aerodynamischen Parametern des Luftfahrzeugs.
Bei einer möglichen Ausführungs form berechnet die Berechnungseinheit 3 zudem Kenngrößen des Passagierkomforts, der Kabinensicherheit sowie Bewegungsgrößen der Aeroelastik und der Flugmechanik auf Basis des in dem Speicher 4 gespeicherten nicht-linearen Simulationsmodells und in Abhängigkeit von den erfassten aerodynamischen Parametern.
Bei einer möglichen Ausführungs form erfolgt die Berechnung der aerodynamischen Daten und der dynamischen Lastverteilungen sowie der Kenngrößen des Passagierkomforts, der Kabinensicherheit und der Bewegungsgroßen der Aeroelastik und der Flugmechanik durch die Berechnungseinheit 3 in Echtzeit . Bei einer möglichen Ausführungsform werden die gewonnenen Daten zur Designoptimierung des jeweiligen Luftfahrzeugs eingesetzt. Dabei werden Ermüdungslasten für Bauteile des Luftfahrzeugs reduziert und vibrationskritische Zustände vermieden. Das Luftfahrzeug kann dahingehend optimiert werden, dass Beschleunigungskräfte, die auf Passagiere und Crewmitglieder wirken, minimiert werden, so dass die Sicherheit für die Crew und die Passagiere erhöht und auch der Flugkomfort gesteigert wird. Bei einer möglichen Ausführungsform wird das erfindungsgemäße System, wie es in
Figur 2 dargestellt ist, in einem Flugsimulator verwendet, um ein gezieltes Pilotentraining zu ermöglichen. Die Piloten werden dabei derart trainiert, dass die auf die Passagiere wirkenden Beschleunigungskräfte zur Erhöhung des Flugkomforts in verschiedenen Flugsituationen so gering wie möglich gehalten werden.
Figur 3 zeigt ein einfaches Ablaufdiagramm einer möglichen Ausführungs form des erfindungsgemäßen Verfahrens zur Bestimmung von aerodynamischen Daten und dynamischen
Lastverteilungen bei einem Luftfahrzeug während des Fluges.
In einem ersten Schritt Sl werden sensorisch aerodynamische Parameter des Luftfahrzeugs erfasst. Die Erfassung kann dabei direkt oder indirekt erfolgen.
In einem weiteren Schritt S2 werden anschließend die aerodynamischen Daten und dynamischen Lastverteilungen des Luftfahrzeugs auf Basis des vorgesehenen nicht-linearen Simulationsmodells des Luftfahrzeugs und in Abhängigkeit von den im Schritt Sl sensorisch erfassten aerodynamischen Parametern des Luftfahrzeugs berechnet.
Bei einer möglichen Ausführungs form wird das Verfahren, wie es in Figur 3 dargestellt ist, mittels eines
Computerprogramms ausgeführt, welches auf einer Berechnungseinheit 3, insbesondere einem Mikroprozessor, abläuft. Diese Berechnungseinheit 3 kann sich innerhalb des Luftfahrzeugs oder in einer Bodenstation befinden. Bei einer möglichen Ausführungsform wird dieses Computerprogramm von einem Datenträger durch die Berechnungseinheit 3 geladen.
Figur 4 zeigt ein Diagramm zur Verdeutlichung einer möglichen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens. Die Sensoren 2 des erfindungsgemäßen Systems 1 liefern einen Beobachtungsvektor der sensorisch erfassten aerodynamischen Parameter für ein reales System bzw. das Luftfahrzeug, wobei ein Messrauschen einfließt.
Das Simulationsmodell des Luftfahrzeugs, das in dem Speicher 4 abgelegt ist, liefert einen Simulationsmodellvektor der aerodynamischen Parameter.
Die Berechnungseinheit 3 bzw. eine darin enthaltene Subtrahiereinheit berechnet einen Störvektor für die aerodynamischen Parameter, der einen Differenzvektor zwischen dem Beobachtungsvektor der sensorisch erfassten aerodynamischen Parameter und dem Simulationsmodellvektor der aerodynamischen Parameter ist.
Anschließend minimiert die Berechnungseinheit 3 bzw. eine darin enthaltene Einheit zur numerischen Optimierung den berechneten Störvektor für die aerodynamischen Parameter mittels eines numerischen Optimierungsverfahrens . Bei einer möglichen Ausführungsform wird als numerisches Optimierungsverfahren ein Maximum-Likelihood-Verfahren eingesetzt.
Bei einer weiteren möglichen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems wird das gespeicherte nicht-lineare Simulationsmodell in Abhängigkeit des berechneten Differenzvektor bzw. Störvektor für die aerodynamischen Parameter automatisch adaptiert. Ausgehend von dem in Figur 5A dargestellten nichtlinearen Simulationsmodell können mit Hilfe diskretisierter algebraischer Gleichungen zu jedem gewünschten Zeitpunkt die Lasten, komfort- und sicherheitsrelevanten Kenngrößen bzw. Parameter durch das erfindungsgemäße System 1 direkt berechnet werden .
Das Gleichungssystem kann wie folgt nach der zweiten Ableitung x des Zustandsvektors aufgelöst werden:
Wählt man aus diesem Vektor x die Modenbeschleunigungen εn aus, so kann man mit Hilfe von Gleichung (22) die Beschleunigungen an beliebigen Punkten des Flugzeugs bzw. Luftfahrzeuges, die allein auf elastischen Verformungen beruhen, und somit die elastische Beschleunigungsverteilung über das gesamte Flugzeug, insbesondere also für jede Position der Kabine, berechnen. Sie bilden zusammen mit dem spezifischen Lastfaktor (siehe auch Gleichung (21) und die zugehörige Erläuterung) ein direktes Maß für Passagierkomfort und
-Sicherheit . Unter Einführung eines Zustandsvektors als Hyper-Vektor
ergibt sich für die erste Ableitung dieses Hyper-Vektors
Damit lässt sich das nicht-lineare Simulationsmodell wie folgt darstellen:
Auf Basis dieses Gleichungssystems und mit Hilfe diskretisierter algebraischer Gleichungen können zu jedem gewünschten Zeitpunkt die Lasten-, Komfort- und sicherheitsrelevanten Größen direkt berechnet werden. Für die generalisierten elastische Kräfte bzw. Lasten ergibt sich dabei :
reine Strukturanteil der erweiterten Steif igkeitsmatrix K ist .
Alternativ können die generalisierten elastische Kräfte bzw.
Lasten mit der sogenannten Force-Summation-Methode wie folgt aus den Bewegungsgleichungen berechnet werden:
In direkter Analogie zu Gleichung (22) können durch Multiplikation mit den Modenformfunktionen fin, gin und In1n somit die lokalen Lasten an jedem Punkt i des Flugzeugs berechnet werden. Entsprechend den Termen und wir(ä deutlich, dass die Aerodynamik und insbesondere die aerodynamischen Verteilungen einen wesentlichen Beitrag zu den Lasten liefern.
Der Term, der das Rauschen R beinhaltet, kann als zustandsabhängige Matrix multipliziert mit einer zeitabhängigen Vektorfunktion w(t) angegeben werden:
M^1R =G{ x(t)} w(t) (56)
Im Allgemeinen kann das dynamische Verhalten des Systems also mittels folgender Gleichungen dargestellt werden: wobei : x(t) : Zustandsvektor p(t) : Eingangsvektor z(t) : Beobachtungsvektor w(t) : Zustandsrauschen v(t) : Messrauschen
G : Eingangsmatrix vom Prozessrauschen θ : Parameter Vektor
Für das Prozessrauschen w(t) und für das Messrauschen v(t) kann davon ausgegangen werden, dass sie einen Mittelwert von Null aufweisen und dass sie einem weißen Rauschen entsprechen, das eine unkorrelierte NormalVerteilung aufweist, wobei die Kovarianzmatrizen unbekannt sind.
Die messbaren Zustandsgrößen des realen Systems bzw. des Luftfahrzeugs lassen sich wie folgt darstellen:
Die gleichen Zustandsgrößen werden in dem Simulationsmodell wie folgt beschrieben:
Daraus ergibt sich ein Stör- bzw. Differenzvektor wie folgt:
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens und Systems wird anhand des Störvektors ein optimaler Wert für den Parametervektor, basierend auf dem Beobachtungsvektor z berechnet. Dabei sind die optimalen Werte für die Elemente des Parametervektors diejenigen, die den Störvektor minimieren. Bei einer möglichen Ausführungsform wird eine Likelihood Funktion als Kriterium für die Optimierung verwendet .
Bei einer möglichen Ausführungsform kann für die Parameteranpassung eine Hess ' sehe Matrix vorgesehen werden. Diese kann durch Erwartungswerte ersetzt werden, um eine sogenannte Fisher Informationsmatrix M zu bilden. Der Störvektor wird dann basierend auf einer reduzierten Pseudo- Inversen der Fisher-Informations-Matrix M minimiert.
Das erfindungsgemäße Verfahren zur Bestimmung aerodynamischer Daten kann in einer Simulationssoftware integriert sein.
Figur 7 zeigt exemplarisch spezifische Ausgaben der Berechnungseinheit 3 auf der eine Simulationssoftware abläuft .
Figur 7 zeigt für eine normierte relative Last den Zeitverlauf gegenüber einer normierten
Schwerpunktbeschleunigung, wobei die Last in einem Winglet bzw. einer Außenflügelerweiterung gegenüber der Beschleunigung am Schwerpunkt des Flugzeugs F dargestellt ist.
In Figur 7 ist ein , Baseline model ' I dargestellt, das die Modellkenntnis (zum Beispiel eines Ingenieurs) vor den Identifikation bzw. Flugerprobung enthält. Sinn der Identifikation und Flugerprobung ist es, das Modell weiterzuentwickeln bzw. zu präzisieren. Hierzu führt man entweder Parameter oder zusätzliche parametrisierte Terme in das Baseline-Modell I ein und erhält so ein erstes , Initial Modell' IV. Diese Parameter bilden den Vektor θ.
Der Vergleich zwischen dem , Initial Modell' IV und dem ,Messmodell' III bzw. dem realen System stellt die Ausgangsstörung dar. Diese AusgangsStörung wird im ersten Schritt der Identifikation optimiert entsprechend einem ausgewählten Kriterium. Die freien Parameter aus dem , Initial Modell' IV werden entsprechend angepasst und die Ergebnisse, die daraus entstehen werden wieder mit dem Messmodell III verglichen, wodurch sich neue Werte für den Störvektor ergeben. Das finale Modell II stellt das Ergebnis dar, nachdem in dem Optimierungsverfahren Konvergenz erreicht wird.
Wie man aus Figur 7 erkennen kann, entspricht der zeitliche Verlauf der normierten relativen Last entsprechend dem , optimierten finalen Modell' II mit hoher Genauigkeit dem sensorisch erfassten Beobachtungsvektor.
Die Auswertung der Daten erfolgt bei einer möglichen Ausführungsform in Echtzeit. Bei einer alternativen Ausführungsform werden die gewonnenen Daten aufgezeichnet und zu einem späteren Zeitpunkt ausgewertet.
In Figur 8 sieht man beispielhaft, wie eine lokale aerodynamische Verteilung (hier Nickmomentenverteilung am Flügel infolge eines Anstellwinkels α bzw. einer
Vertikalgeschwindigkeit w) in der Identifikation angepasst wurde, um die Übereinstimmung in Figur 7 zwischen Modell II und Modell III zu erreichen. Die x-Achse repräsentiert hier die spannweitig normierte Position entlang des Flügels. Die Linie mit den Pluszeichen resultiert dabei aus dem Modell vor der Identifikation, dem sogenannten , Initial Modell' IV. Die Linie mit den Kreisen resultiert aus dem identifizierten Modell bzw. dem , optimierten finalen Modell' II. Die Punkte auf der einen Kurve und die Pluszeichen auf der anderen Kurve entsprechen der diskreten Beschreibung durch den Index i .
Die Erfindung schafft ein Verfahren und ein System 1 zur integrierten Bestimmung von aerodynamischen Daten und dynamischen Lastverteilungen und lokalen Beschleunigungen bei einem Luftfahrzeug, insbesondere bei einem Flugzeug, während des Fluges. An dem Luftfahrzeug sind Sensoren 2 zur direkten und indirekten Erfassung von aerodynamischen Parametern, lokalen Beschleunigung und/oder Strukturlasten des Luftfahrzeugs vorgesehen. Eine im Luftfahrzeug oder in der Bodenstation vorgesehene Berechnungseinheit 3 berechnet auf Basis eines nicht-linearen Simulationsmodells des
Luftfahrzeugs die aerodynamischen Daten und dynamischen Lastverteilungen des Luftfahrzeugs in Abhängigkeit von den erfassten aerodynamischen Parametern des Luftfahrzeugs . Die Berechnung kann dabei in Echtzeit erfolgen.
B e z u g s z e i c h e n l i s t e
1 System zur integrierten Bestimmung von aerodynamischen Daten
2 Sensoren 3 Berechnungseinheit
4 Speicher für ein nicht-lineares Simulationsmodell

Claims

P a t e n t a n s p r ü c h e
1. System (1) zur integrierten Bestimmung von aerodynamischen Daten, dynamischen Lastverteilungen und Beschleunigungen bei einem Luftfahrzeug während des Fluges mit:
(a) Sensoren (2) zur direkten oder indirekten Erfassung von aerodynamischen Parametern des Luftfahrzeugs;
(b) einer Berechnungseinheit (3), die auf Basis eines nicht-linearen Simulationsmodells des Luftfahrzeugs die aerodynamischen Daten und die dynamischen Lastverteilungen des Luftfahrzeugs in Abhängigkeit von den erfassten aerodynamischen Parametern des Luftfahrzeugs berechnet.
2. System nach Anspruch 1, dadur ch g ekenn z e i chne t , dass die Berechnungseinheit (3) Kenngrößen des Passagierkomforts, der Kabinensicherheit und Bewegungsgroßen der Aeroelastik und der Flugmechanik auf Basis des nicht-linearen Simulationsmodells in Abhängigkeit von den erfassten aerodynamischen Parametern berechnet .
3. System nach Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, dass stationäre aerodynamische Daten einschließlich aerodynamischer Verteilungen direkt gemessen werden und Strukturlasten und Beschleunigungen in Abhängigkeit von diesen gemessenen Daten ermittelt werden.
4. System nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, dass stationäre und instationäre aerodynamische Daten einschließlich stationärer und instationärer aerodynamischer Verteilungen direkt und indirekt gemessen und identifiziert werden und Strukturlasten und Kenngrößen des Passagierkomforts, der Kabinensicherheit in Abhängigkeit von diesen gemessenen Daten.
5. System nach Ansprüchen 1 und 2, dadur ch g ekenn z e i chne t , dass ein Teil der stationären aerodynamischen Daten, der Strukturlasten und der Beschleunigungen direkt gemessen werden und in Abhängigkeit von diesen gemessenen Daten die nicht gemessenen aerodynamischen Daten, Strukturlasten und Beschleunigungen ermittelt werden und die zugehörigen Simulationsmodelle validiert und erweitert werden.
6. System nach Ansprüchen 1 und 2, dadur ch g ekenn z e i chne t , dass ein Teil der stationären und instationären aerodynamischen Daten, der Strukturlasten und der
Beschleunigungen direkt gemessen werden und in Abhängigkeit von diesen gemessenen Daten die nicht gemessenen stationären und instationären aerodynamischen Daten, Strukturlasten und Beschleunigungen ermittelt werden und die zugehörigen Simulationsmodelle validiert erweitert werden.
7. System nach Anspruch 1 oder 2, dadur ch gekenn z e i chn e t , dass die Berechnung der aerodynamischen Daten und der dynamischen Lastverteilungen sowie der Kenngrößen des Passagierkomforts, der Kabinensicherheit und der Bewegungsgroßen der Aeroelastik und der Flugmechanik durch die Berechnungseinheit (3) in Echtzeit erfolgt.
8. System nach Anspruch 1 bis 5, dadur ch g ekenn z e i chn e t , dass die Berechnungseinheit (3) einen Störvektor für die aerodynamischen Parameter berechnet, der ein Differenzvektor zwischen einem Beobachtungsvektor der sensorisch erfassten aerodynamischen Parameter und einem Simulationsmodellvektor der aerodynamischen Parameter ist.
9. System nach Anspruch 6, dadu r ch gekenn z e i chn e t , dass die Berechnungseinheit (3) den Störvektor für die aerodynamischen Parameter mittels eines numerischen Optimierungsverfahrens minimiert .
10. System nach Anspruch 7, dadurch gekennz ei chnet , dass das numerische Optimierungsverfahren ein Maximum- Likelihood-Verfahren ist.
11. System nach Anspruch 6, dadurch gekennz ei chnet , dass die Berechnungseinheit (3) das nicht-lineare Simulationsmodell in Abhängigkeit von dem berechneten Differenzvektor für die aerodynamischen Parameter automatisch adaptiert.
12. System nach Anspruch 1 bis 9, dadur ch gekenn z e i chne t , dass die aerodynamischen Parameter und/oder die Strukturlasten sensorisch über Drücke erfasst werden.
13. System nach Anspruch 1-9, dadur ch gekenn z e i chne t , dass die aerodynamischen Parameter und/oder die Strukturlasten sensorisch durch die Deformationen von Baukomponenten oder durch auf Baukomponenten einwirkende mechanische Kräfte erfasst werden.
14. System nach Anspruch 1 bis 12, dadur ch gekenn z e i chne t , dass das nicht-lineare Simulationsmodell in einem Speicher (4) gespeichert ist.
15. System nach Anspruch 1 bis 14, dadur ch gekenn z e i chn e t , dass das gespeicherte nicht-lineare Simulationsmodell nicht-lineare Differenzialgleichungen aufweist.
16. System nach Anspruch 2, dadur ch gekenn z e i chne t , dass die durch die Berechnungseinheit (3) berechneten Kenngrößen des Passagierkomforts Beschleunigungsvektoren an Passagiersitzen innerhalb einer Passagierkabine des Luftfahrzeugs und einen Beschleunigungsvektor an einem Schwerpunkt des Luftfahrzeugs umfassen.
17. System nach Anspruch 1-14, dadurch gekennz ei chnet , dass ein physikalischer Beobachter auf Basis der ermittelten aerodynamischen Daten aufgebaut wird, wobei der physikalische Beobachter mit minimalem Validierungsaufwand zur Strukturlastüberwachung bei einem Serien-Luftfahrzeug eingesetzt wird.
18. Luftfahrzeug mit einem System nach Anspruch 1 bis 17, wobei das Luftfahrzeug ein Flugzeug oder ein
Hubsehrauber ist.
19. Verfahren zum Bestimmen von aerodynamischen Daten und dynamischen Lastverteilungen bei einem Luftfahrzeug während des Fluges mit den Schritten:
(a) direktes oder indirektes sensorisches Erfassen (Sl) von aerodynamischen Parametern des Luftfahrzeugs; (b) Berechnen (S2) von aerodynamischen Daten und dynamischen Lastverteilungen des Luftfahrzeugs auf Basis eines nicht-linearen Simulationsmodells des Luftfahrzeugs und in Abhängigkeit von den sensorisch erfassten aerodynamischen Parametern des Luftfahrzeugs.
20. Verfahren nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, dass stationäre aerodynamische Daten einschließlich aerodynamischer Verteilungen direkt gemessen werden und Strukturlasten und Kenngrößen des Passagierkomforts und der
Kabinensicherheit in Abhängigkeit von diesen gemessenen Daten ermittelt werden.
21. Verfahren nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, dass stationäre und instationäre aerodynamische Daten einschließlich stationärer und instationärer aerodynamischer Verteilungen direkt und indirekt gemessen und identifiziert werden und Strukturlasten und Kenngrößen des Passagierkomforts und der Kabinensicherheit in Abhängigkeit von diesen gemessenen Daten ermittelt werden.
22. Verfahren nach Anspruch 19-21, dadu rch gekenn z e i chn e t , dass ein Teil der stationären aerodynamischen Daten, der Strukturlasten und der Beschleunigungen direkt gemessen werden und in Abhängigkeit von diesen gemessenen Daten die nicht gemessenen aerodynamischen Daten, Strukturlasten und Beschleunigungen ermittelt werden und die zugehörigen Simulationsmodelle validiert und erweitert werden.
23. Verfahren nach Anspruch 19-21, dadurch gekenn z e i chne t , dass ein Teil der stationären und instationären aerodynamischen Daten, der Strukturlasten und der Beschleunigungen direkt gemessen werden und in Abhängigkeit von diesen gemessenen Daten die nicht gemessenen stationären und instationären aerodynamischen Daten, Strukturlasten und Beschleunigungen ermittelt werden und die zugehörigen Simulationsmodelle validiert erweitert werden.
24. Computerprogramm mit Programmbefehlen zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 19 bis 23.
25. Datenträger, der das Computerprogramm nach Anspruch 24 speichert.
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